一种飞机尾翼除冰自动循环加温检测设备制造技术

本实用新型专利技术是关于一种飞机尾翼除冰自动循环加温检测设备，更具体地说，本实用新型专利技术是对一种飞机尾翼除冰自动循环加温系统进行原位性能技术指标定量检查的地面保障设备。本实用新型专利技术提供一种利用飞机尾翼除冰配电盒供电，不需要在尾翼除冰配电盒中临时接线，能够集中操作控制与观测的飞机尾翼除冰自动循环加温工作性能的检测设备。利用机上直流电源汇流条提供给DS-19自动定时机构的直流28V电源作为检测设备的工作电源，尾翼自动循环加温过程的各种监测信号集中从飞机尾翼防冰配电盒电连接器上集中获取，有效简化了检测电路，降低了检测设备的制作成本，使检测工作更易实现和安全可靠。

【技术实现步骤摘要】

本技术是关于一种飞机尾翼除冰自动循环加温检测设备，更具体地说，本技术是对一种飞机尾翼除冰自动循环加温系统进行原位性能技术指标定量检查的地面保障设备。
技术介绍
飞机总装完成后，需要对尾翼除冰循环加温系统的工作性能进行通电检查。目前是使用的通电检查方法是在飞机的尾翼除冰配电盒中临时接线并连接9个指示灯来观察飞机尾翼加温区域的工作状态，9个指示灯分别用导线悬接在飞机尾翼防冰配电盒中的控制接触器工作线圈和地之间。该种方法的缺陷是:1、在尾翼除冰配电盒中临时接线安全可靠性低，易造成搭铁或短路事故；2、外接的9个指示灯只能观察飞机尾翼除冰自动循环加温过程的逻辑功能状态，不能完成对飞机尾翼除冰自动循环加温过程一个循环周期的4组8项输出信号时间(每隔38.5±2s—组，154±3s—个循环)的检测。为了克服上述尾翼除冰自动循环加温系统通电检查工艺方法的缺陷，需要研发满足运8系列飞机尾翼除冰自动循环加温系统的检测设备。
技术实现思路
本技术的目的是:提供一种利用飞机尾翼除冰配电盒供电，不需要在尾翼除冰配电盒中临时接线，能够集中操作控制与观测的飞机尾翼除冰自动循环加温工作性能的检测设备。本技术的技术解决方案是:一种飞机尾翼除冰自动循环加温检测设备，由飞机尾翼除冰配电盒供电，并包括控制模块和状态显示模块，其中所述控制模块通过电缆与飞机尾翼除冰配电盒的自动定时器连通，可获得四组计时凸轮的输出信号并通过所述状态显示模块进行显示；所述状态显示模块通过电缆与飞机尾翼除冰配电盒的四组输出端连通，可分别显示飞机尾翼自动循环加温的工作状态信号。将飞机尾翼自动循环加温工作状态信号通过插头1连接于检测装置的插座1，检测设备实时监测飞机尾翼自动循环加温过程的工作性能和工作状态。用电缆2与飞机上DS-19自动定时机构的CZ1插座及连接插头进行转接，将直流28V正电从连接DS-19自动定时机构CZ1连接插头的1、3孔引出，通过插头2连接到检测设备的插座2上，以提供检测设备的工作电源。检测设备中的J1?J4继电器接收飞机DS-19自动定时机构发出的尾翼循环加温控制信号，当J1?J4继电器中任意一个接收到加温控制信号时，其常开触点闭锁，触发相应的数字计时器计时，加温控制信号中断，计时停止，这样可以准确地检测飞机尾翼除冰自动循环加温系统各阶段的加温控制时间能否满足技术要求。H1?H10指示灯能够将飞机尾翼自动除冰系统的工作状态在检测设备非常直观地显示出来。本技术具有的优点和有益效果:本技术利用机上直流电源汇流条提供给DS-19自动定时机构的直流28V电源作为检测设备的工作电源，尾翼自动循环加温过程的各种监测信号集中从飞机尾翼防冰配电盒电连接器上集中获取，有效简化了检测电路，降低了检测设备的制作成本，使检测工作更易实现和安全可靠。检测设备能够对各阶段循环加温时间自动记录；检测设备的“DS-19”开关具有“锁定”功能，当“DS-19”开关处于断开位置时，机上对于自动循环加温操作均无效，防止机上其他人员误操作或未经许可擅自操作可能带来的质量事故。【附图说明】图1是本技术飞机尾翼自动循环加温检测设备功能模块图；图2是本技术飞机尾翼自动循环加温检测设备的内部电路原理图。【具体实施方式】下面通过具体实施例对本技术做进一步的说明:参阅图1，其是本技术飞机尾翼除冰自动循环加温检测设备的电路原理图。本技术飞机尾翼除冰自动循环加温检测装置主要包括用于显示飞机尾翼各阶段循环加温状态指示的信号指示灯H1?H10 ;用于测试飞机尾翼各阶段循环加温时间的数字计时器PT1?PT4 ;向PT1?PT4数字计时器提供飞机尾翼各阶段循环加温开始和结束触发信号的继电器J1?J4。参阅图2，用电缆1将飞机上尾翼除冰配电盒上的插座及连接插头进行转接，飞机尾翼自动循环加温工作状态信号通过插头1连接于图1中检测装置的插座1，用电缆2与飞机上DS-19自动定时机构的CZ1插座及连接插头进行转接，将直流28V正电从连接DS-19自动定时机构CZ1连接插头的1、3孔引出，通过插头2连接到图1中检测装置的插座2上，以提供检测装置的工作电源。实际使用时，检测设备直流28V工作电源正电从飞机上DS-19自动定时机构的CZ1的1、3孔，通过插头2引入检测装置，接通SA1电源开关，试验器工作。接通SA2(DS-19)控制开关，飞机上DS-19自动定时机构按照一个循环输出4组8项信号，每隔38.5s±2s —组，154s±3s —个循环控制飞机尾翼除冰自动循环加温系统开始除冰工作。飞机尾翼除冰自动循环加温系统的各阶段直流28V加温信号从机上尾翼除冰配电盒中通过电缆插头1传送给检测设备，各阶段加温信号状态通过H1?H10指示灯的燃亮和熄灭在检测设备的面板上指示。J1?J4继电器依次接收DS-19自动定时机构按照一个循环输出的4组直流28V信号，J1?J4继电器的常开触点闭合时，触发数字计时器开始计时，常开触点释放时，数字计时器停止计时，所测的时间即为飞机尾翼除冰自动循环加温系统对应加温阶段的加温时间。当J4继电器吸合，其常开触点触发PT4数字计时器开始计时后，立即断开SA2(DS-19)控制开关，飞机尾翼除冰自动循环加温系统一个循环工作结束，自动停止加温工作，如果不断开SA2(DS-19)控制开关，飞机尾翼除冰自动循环加温系统一个循环工作结束，自动开始下一循环加温工作。下面给出本技术尾翼防冰循环加温检测设备的试验过程:1通过电缆1连接飞机尾翼除冰配电盒与飞机尾翼除冰自动循环加温检查设备连接。用电缆2从DS-19自动定时机构给飞机尾翼除冰自动循环加温检测设备引入28V直流电。2接通SA1 “电源”开关，PT1?PT4四个数字计时器显示屏燃亮，表明检测装置工作就绪。3接通SA2 “DS-19”开关，飞机尾翼除冰自动循环加温系统开始工作，第一组程序加温阶段，“左平尾外段”、“右平尾外段”加温指示灯应燃亮，同时数字计时器PT1记录第一组加温时间；第二组程序加温阶段，“垂尾上段”、“垂尾中段”加温指示灯应燃亮，同时数字计时器PT2记录第二组加温时间；第三组程序加温阶段，“左平尾内段和垂尾下段”、“右平尾内段”加温指示灯应燃亮，同时数字计时器PT3记录第三组加温时间；第四组程序加温阶段，“左平尾中段”、“右平尾中段”加温指示灯应燃亮，同时数字计时器PT4记录第四组加温时间。4飞机尾翼除冰自动循环加温系统正常工作时，检测装置的H7 “尾翼加温正常”指示灯闪烁燃亮，表明飞机尾翼除冰自动循环加温系统工作正常；检测设备的H10 “恒加温”指示灯燃亮，表明飞机尾翼除冰恒加温加温工作正常。5当第四组程序加温阶段，“左平尾中段”、“右平尾中段”加温指示灯燃亮，同时数字计时器PT4开始计时，立即断开SA2 “DS-19”开关，这时飞机尾翼除冰自动循环加温系统一个循环结束后，自动停止加温工作；如果不断开SA2 “DS-19”开关，飞机尾翼除冰自动循环加温系统一个循环结束将自动开始下一循环加温工作，如此循环，周而复始。综上所述，本技术根据机上实际情况，创造性的解决了检测设备的通电和信号采集问题。可按技术要求显示飞机尾翼循环加温部位的加温状态和加温时间。该装置配有“自锁本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种飞机尾翼除冰自动循环加温检测设备，其特征在于：该检测设备由飞机尾翼除冰配电盒供电，并包括控制模块和状态显示模块，其中所述控制模块通过电缆与飞机尾翼除冰配电盒的自动定时器连通，可获得四组计时凸轮的输出信号并通过所述状态显示模块进行显示；所述状态显示模块通过电缆与飞机尾翼除冰配电盒的四组输出端连通，可分别显示飞机尾翼自动循环加温的工作状态信号。

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：陈晓军，张庆，王利，汪小飞，粟亮，张宇翔，
申请(专利权)人：陕西飞机工业集团有限公司，
类型：新型
国别省市：陕西;61